CN113153461B - 排气尾锥及采用其的径流式涡轮 - Google Patents

排气尾锥及采用其的径流式涡轮 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种排气尾锥及采用其的径流式涡轮，该排气尾锥包括圆盘段和弧形段，所述圆盘段设置在向心叶轮上，所述弧形段在所述圆盘段上沿排气方向延伸设置，所述圆盘段和弧形段为轴对称结构且两者的中心线与向心叶轮的中心线重合，气流沿所述圆盘段流向所述弧形段的过程中流通面积逐渐增加。本发明的排气尾锥，相比于现有的突变式断面结构，可以有效地控制气流流通面积的扩张程度，减少甚至消除了因气流过渡膨胀产生的流动分离，大幅度改善了排气扩压器内流场，减小了排气损失，从而提升了整机性能。

Description

排气尾锥及采用其的径流式涡轮
技术领域
本发明涉及径流式涡轮技术领域，特别地，涉及一种排气尾锥，另外，还涉及一种采用上述排气尾锥的径流式涡轮。
背景技术
涡轮是航空发动机的核心部件之一，其用于将燃气的热能和势能转化为机械能而驱动其它装置设备(如压气机)，其设计的优劣决定了整机设计水平，直接影响发动机研制的成败。为了达到设计目的，涡轮部件必须满足许多具体的要求，包括气动效率、气动载荷、机械载荷等要求。按照气流方向，涡轮可分为轴流式涡轮和径流式涡轮，其中径流式涡轮适用于航空航天和其它需要紧凑动力源的系统中。径流涡轮的气流由径向进气、轴向出气，如图1所示，径流式涡轮由静止的导向器、旋转的向心叶轮及排气扩压器(即排气管)组成，工作时，从燃烧室出来的高温、高压气体沿轴向进入导向器，在导向器中膨胀加速后，径向进入向心叶轮中，气流在相对狭长的转子通道中转弯继续膨胀并做功，最后气流通过排气扩压器轴向排入大气。排气扩压器的作用是为涡轮转子出口燃气提供气流通道，并使得燃气在扩压器中继续膨胀扩压，从而降低燃气出口气流速度，减少涡轮出口余气损失。由于扩压器的通道面积沿气流流动方向通常是逐渐增加的，气流是一个减速扩压的过程，逆压梯度大，气流边界层较厚，当流通面积突变时，极易发生分离，在设计应尽可能降低燃气流动损失，需要仔细设计出口扩张角度及进出口面积扩张比，从而尽可能降低扩压器内的流动分离，减小流动损失。
而在现有径流式涡轮中，排气尾锥为突变式断面结构，其结构见图1。该结构使得气流在流过排气尾锥时，流通面积急剧增大，气流过度膨胀，使得气流在尾锥后存在一个较大的流动分离区域，如图2所示，导致流场性能变差，排气损失增加，影响整机性能。
发明内容
本发明提供了一种排气尾锥及采用其的径流式涡轮，以解决现有的径流式涡轮的排气尾锥采用突变式断面结构所导致的存在较大流动分离、排气损失大的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种排气尾锥，应用于径流式涡轮，包括圆盘段和弧形段，所述圆盘段设置在向心叶轮上，所述弧形段在所述圆盘段上沿排气方向延伸设置，所述圆盘段和弧形段为轴对称结构且两者的中心线与向心叶轮的中心线重合，气流沿所述圆盘段流向所述弧形段的过程中流通面积逐渐增加。
进一步地，所述弧形段的轴向长度d与所述圆盘段的径向半径尺寸r的比值在2～5之间。
进一步地，所述弧形段的轴向长度d与所述圆盘段的径向半径尺寸r的比值为4。
进一步地，所述弧形段的型线为凸弧形、凹弧形或者反S弧形。
进一步地，当所述弧形段的型线为凸弧形时，所述弧形段的型线设计采用三点样条曲线，样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于所述弧形段的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/8～3r/8之间。
进一步地，当所述弧形段的型线采用凹弧形时，所述弧形段的型线设计采用三点样条曲线，样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于所述弧形段的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/2～3r/4之间。
进一步地，当所述弧形段的型线采用反s弧形时，所述弧形段的型线由两段三点样条曲线组成，第一段样条曲线为凸弧，第二段样条曲线为凹弧，第一段样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于所述弧形段的轴向长度和径向高度的中点，第二点的轴向位置位于第一段样条曲线的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/16～3r/16之间，第二段样条曲线的第一点位于所述弧形段的轴向长度和径向高度的中点位置处，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于第二段样条曲线的轴向长度中点，且与第一段样条曲线的第一点之间的径向高度差在7r/8～15r/16之间。
进一步地，所述第一段样条曲线和第二段样条曲线的连接处曲率保持连续。
进一步地，所述第一段样条曲线的第二点与其第一点的径向高度差为r/16，所述第二段样条曲线的第二点与第一段样条曲线的第一点的径向高度差为15r/16。
另外，本发明还提供一种径流式涡轮，采用如上所述的排气尾锥。
本发明具有以下效果：
本发明的排气尾锥，通过采用带有弧形结构的排气尾锥，相比于现有的突变式断面结构，可以有效地控制气流流通面积的扩张程度，减少甚至消除了因气流过渡膨胀产生的流动分离，大幅度改善了排气扩压器内流场，减小了排气损失，从而提升了整机性能。
另外，本发明的径流式涡轮同样具有上述优点。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是现有径流式涡轮采用突变式断面结构的排气尾锥的结构示意图。
图2是现有径流式涡轮的排气扩压器内的气流流动示意图。
图3是本发明优选实施例的排气尾锥采用凸弧形结构的示意图。
图4是本发明优选实施例的排气尾锥采用凹弧形结构的示意图。
图5是本发明优选实施例的排气尾锥采用反S弧形结构的示意图。
图6是本发明优选实施例的排气尾锥采用凸弧形结构时气流在排气扩压器内流动的示意图。
图7是本发明优选实施例的排气尾锥采用凹弧形结构时气流在排气扩压器内流动的示意图。
图8是本发明优选实施例的排气尾锥采用反S弧形结构时气流在排气扩压器内流动的示意图。
图9是本发明优选实施例中分析三种弧形结构的轴向伸出长度d对气动损失影响的结构示意图。
图10是本发明优选实施例中排气尾锥采用凸弧形结构时的型线设计示意图。
图11是本发明优选实施例中排气尾锥采用凹弧形结构时的型线设计示意图。
图12是本发明优选实施例中排气尾锥采用反S弧形结构时的型线设计示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图3至图5所示，本发明的优选实施例提供一种排气尾锥，应用于径流式涡轮，其包括圆盘段和弧形段，所述圆盘段设置在向心叶轮上，所述弧形段在所述圆盘段上沿排气方向延伸设置，即所述弧形段在排气管内沿排气方向延伸一段距离，所述圆盘段和弧形段为轴对称结构且两者的中心线均与向心叶轮的中心线重合，气流沿所述圆盘段流向所述弧形段的过程中流通面积逐渐增加。高温高压的燃气从燃烧室流出，轴向流入径流式涡轮后，燃气流动方向经导叶转换为径向流动，再经向心叶轮转换为轴向流动，燃气从向心叶轮流出时仍然具有较高的速度，一般在0.5～0.7马赫数之间，经过排气尾锥时，如果排气尾锥采用突变式断面结构，燃气的流通面积急剧增大，气流过渡膨胀，导致排气尾锥后出现明显的流动分离，会造成较大的排气损失。排气尾锥后部产生流动分离的关键原因在于流通面积的突变，导致气流逆压梯度骤升，产生剧烈的回流区，所以减小流通面积的扩张程度可以减小甚至抑制流动分离的产生。而本发明中，排气尾锥的末段采用弧形结构设计，气流沿所述圆盘段流向所述弧形段的过程中流通面积逐渐增加，在不影响涡轮正常做功的情况下，减小了排气尾锥末段的通道扩张程度，并使排气尾锥结构对气流有良好的引导作用，使气流能够缓慢扩压减速，减少甚至消除了因气流过渡膨胀产生的流动分离，大幅度改善了排气扩压器内流场，减小了排气损失，从而提升了整机性能。
可以理解，本实施例的排气尾锥，通过采用带有弧形结构的排气尾锥，相比于现有的突变式断面结构，可以有效地控制气流流通面积的扩张程度，减少甚至消除了因气流过渡膨胀产生的流动分离，大幅度改善了排气扩压器内流场，减小了排气损失，从而提升了整机性能。
其中，所述弧形段的型线为凸弧形、凹弧形或者反S弧形。凸弧形尾锥结构可以组织气流在流出转子时，前半部分平缓过度，流通面积缓慢增大，使得气流能顺畅平缓的流过排气尾锥，其流动图见图6。而凹弧形尾锥结构相较凸弧结构而言，前半部流通面积扩张较多，但在后半部扩张较小，气流在凹弧结构形式下，能有效减缓后半部分的气流膨胀程度，其流动图如图7所示。而反S弧形尾锥结构结合凸弧结构和凹弧结构的特点，在尾锥结构前半部和后半部都能有效控制气流流通面积的扩张程度，但在中部区域有一个较大的扩张曲率，其流通图如图8所示，总体而言能很好地控制气流流动，使得气流不发生流动分离，减小排气损失。
另外，本发明通过研究发现，排气尾锥的伸出轴向长度，即弧形段的轴向长度d对于气动损失的影响较大，这是因为气流流出转子后的膨胀程度与尾锥结构伸出轴向长度有关。具体地，定义排气扩压器的总压损失系数：ζ＝1-Pt2/Pt1
其中，Pt2为排气扩压器出口截面总压，Pt1为圆盘段末端的总压，即弧形段起始截面的总压。通过数值模拟计算发现，原始突变式断面结构尾锥结构下，排气扩压器总压损失系数为1.6％。具体地，本申请的发明人综合考虑了气动损失、摩擦损失等因素，通过研究发现：如图9所示，当所述弧形段的轴向长度d与所述圆盘段的径向半径尺寸r的比值在2～5之间时，可以使排气扩压器内损失下降较多，排气扩压器的总压损失系数在0.95％～1.05％，其中当d/r＜4时，损失下降较快，流动分离大大减小，尤其是当d/r＝4时，损失达到最低，仅为0.9％，比现有突变式断面结构排气损失下降了0.7％。而当d/r＞4时，损失开始增加，这是因为随着弧形段的轴向长度d的加长，虽然对控制流动有利，但是摩擦损失也随之增加，当d/r＞5时，总损失开始增加。本申请的发明人通过试验结果比对了三种弧形尾锥结构的流动损失，其中，凸弧形尾锥结构使流动损失下降最多，其次是反s形尾锥和凹弧形尾锥结构。
另外，当弧形尾锥结构伸出的轴向长度d处于最佳位置时，即所述弧形段的轴向长度d与所述圆盘段的径向半径尺寸r的比值为4时，本申请的发明人通过研究发现，三种弧形尾锥的型线曲率对流动损失影响较大，因此，如何对三种弧形尾锥的型线曲率进行设计就成为进一步需要研究的内容。
因此，同样采用排气扩压器总压损失系数ζ评价不同曲率下弧形尾锥的性能，结合流动现象的分析，通过不断变换三点样条曲线的第2点位置(由于第1点和第3点固定)，包括第2点的径向高度和轴向位置，根据总压损失系数变化情况，找出弧形曲率的普遍影响规律，如图10所示，本发明通过详细研究发现，当所述弧形段的型线为凸弧形时，所述弧形段的型线设计采用三点样条曲线，样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于所述弧形段的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/8～3r/8之间，即第二点的径向高度离上端的距离h在r/8～3r/8之间，此时排气损失较小，尤其是当h＝r/8时，排气扩压器总压损失系数为0.81％，性能最佳。如图11所示，当所述弧形段的型线采用凹弧形时，所述弧形段的型线设计也采用三点样条曲线，样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于所述弧形段的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/2～3r/4之间，即第二点的径向高度离上端的距离h在r/2～3r/4之间，此时排气损失较小，尤其是当h接近r/2时，排气扩压器总压损失系数为0.88％，性能最佳。如图12所示，当所述弧形段的型线采用反s弧形时，所述弧形段的型线由两段三点样条曲线组成，第一段样条曲线为凸弧，第二段样条曲线为凹弧，第一段样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于所述弧形段的轴向长度和径向高度的中点，即位于d/2和r/2处，第二点的轴向位置位于第一段样条曲线的轴向长度中点，即d/4处，且第二点与第一点的径向高度差在r/16～3r/16之间，即第二点的径向高度与上端的距离h在r/16～3r/16之间，当h＝r/16时效果最佳；第二段样条曲线的第一点位于所述弧形段的轴向长度和径向高度的中点位置处，即位于d/2和r/2处，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于第二段样条曲线的轴向长度中点，即3d/4处，且与第一段样条曲线的第一点之间的径向高度差在7r/8～15r/16之间，即第二点的径向高度与上端的距离h为7r/8～15r/16，当h＝7r/8时效果最佳，排气扩压器总压损失系数为0.84％，。另外，所述第一段样条曲线和第二段样条曲线的连接处曲率需要保持连续，进一步确保反s弧形结构的排位尾锥具有较低的排气损失，防止由于凸弧和凹弧过渡处的曲率不连续而导致流动损失增大。
从不同弧形尾锥结构的设计结果来看，三种弧形尾锥结构均能使排气损失降低，而且都有一个共同点，即弧形尽可能保持前半段缓慢扩张，收益更大。这是因为气流在流出转子时具有较高的速度，此时应尽可能避免气流通道急剧增加，而应该采取前半段尽可能的小幅度增加，把扩张程度放到后半段去实施，因为后半段气流速度已有所下降，排气损失相对于前半段而言较低。总体而言，凸弧形尾锥结构的性能最佳。
另外，本发明还提供一种径流式涡轮，采用如上所述的排气尾锥。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种排气尾锥，应用于径流式涡轮，其特征在于，
包括圆盘段和弧形段，所述圆盘段设置在向心叶轮上，所述弧形段在所述圆盘段上沿排气方向延伸设置，所述圆盘段和弧形段为轴对称结构且两者的中心线与向心叶轮的中心线重合，气流沿所述圆盘段流向所述弧形段的过程中流通面积逐渐增加，所述弧形段的轴向长度d与所述圆盘段的径向半径尺寸r的比值在2～5之间。
2.如权利要求1所述的排气尾锥，其特征在于，
所述弧形段的轴向长度d与所述圆盘段的径向半径尺寸r的比值为4。
3.如权利要求1所述的排气尾锥，其特征在于，
所述弧形段的型线为凸弧形、凹弧形或者反S弧形。
4.如权利要求3所述的排气尾锥，其特征在于，
当所述弧形段的型线为凸弧形时，所述弧形段的型线设计采用三点样条曲线，样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于所述弧形段的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/8～3r/8之间。
5.如权利要求3所述的排气尾锥，其特征在于，
当所述弧形段的型线采用凹弧形时，所述弧形段的型线设计采用三点样条曲线，样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于所述弧形段的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/2～3r/4之间。
6.如权利要求3所述的排气尾锥，其特征在于，
当所述弧形段的型线采用反s弧形时，所述弧形段的型线由两段三点样条曲线组成，第一段样条曲线为凸弧，第二段样条曲线为凹弧，第一段样条曲线的第一点位于起始点，第三点位于所述弧形段的轴向长度和径向高度的中点，第二点的轴向位置位于第一段样条曲线的轴向长度中点，且与第一点的径向高度差在r/16～3r/16之间，第二段样条曲线的第一点位于所述弧形段的轴向长度和径向高度的中点位置处，第三点位于末端点，第二点的轴向位置位于第二段样条曲线的轴向长度中点，且与第一段样条曲线的第一点之间的径向高度差在7r/8～15r/16之间。
7.如权利要求6所述的排气尾锥，其特征在于，
所述第一段样条曲线和第二段样条曲线的连接处曲率保持连续。
8.如权利要求6所述的排气尾锥，其特征在于，
所述第一段样条曲线的第二点与其第一点的径向高度差为r/16，所述第二段样条曲线的第二点与第一段样条曲线的第一点的径向高度差为15r/16。
9.一种径流式涡轮，其特征在于，采用如权利要求1～8任一项所述的排气尾锥。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114893319A (zh) * 2022-04-29 2022-08-12 南京航空航天大学 一种涡轮喷气发动机核心机喷口结构

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2749038A1 (fr) * 1996-05-23 1997-11-28 Alsthom Cge Alcatel Roue de turbine radiale
JP4982476B2 (ja) * 2008-12-26 2012-07-25 株式会社日立製作所 半径流形流体機械
JP2012122377A (ja) * 2010-12-07 2012-06-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ラジアルタービン
US9488191B2 (en) * 2013-10-30 2016-11-08 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine diffuser strut including coanda flow injection
LU100758B1 (fr) * 2018-04-03 2019-10-07 Carpyz Sas Méthode de conception, de construction et de fabrication de roue Turbo,Hélico,Réacteur (THR)
CN111441827B (zh) * 2020-03-19 2022-04-19 中国科学院工程热物理研究所 一种抑制泄漏损失的闭式向心涡轮轮盖-机匣空腔结构

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